[发明专利]一种芯片卫星群及其散布方法

说明书

本发明公开了一种芯片卫星群及其散布方法，包括多个芯片卫星，芯片卫星之间通过可控转动连接机构连接，芯片卫星中的头端芯片卫星通过可控转动连接机构连接芯片卫星散布器；所述可控转动连接机构包括可控转动机构，可控转动机构的两端设置有可张合钳口；所述可张合钳口用于连接芯片卫星或芯片卫星散布器。能够在各个芯片卫星实现散布后达到其初始姿态需求，并且消减了各个芯片卫星的初始姿态扰动，实现了芯片卫星散布后初始姿态的稳定。

技术领域

本发明属于航天器姿态控制技术领域；涉及一种芯片卫星群，还涉及上述芯片卫星群的散布方法。

背景技术

芯片卫星作为微小型卫星的一种，一经提出，就受到了航天业界的广受关注。得益于芯片技术的发展，一些以往只有大型航天器才能执行的任务，现在只需一颗或几颗小巧的芯片卫星即可替代；而且相对于传统的大型航天器而言，芯片卫星在制造和发射成本上有着极大的优势。由于自身大小和质量的限制，传统的姿态确定和调节方式在芯片卫星上无法应用或者要受到相当大的限制。

目前，针对芯片卫星的姿态调节问题，有着外部环境力矩和内力矩两种不同的方式，两者都有着相对较成熟的研究。外界环境力矩作用的姿轨调整方式中，已知的已有外部环境力矩来源有太阳帆、电动力绳等，即分别利用太阳光压力和星球磁场力矩对芯片卫星姿态轨道进行调节。针对芯片卫星的姿轨调节问题，运用外界环境力作用对芯片卫星进行姿态轨道调整是一种比较有效的调节方式，但对卫星构型、工作空间、调节时间和位置有着颇为苛刻的要求，受环境（电离层、磁场、太阳光照等）因素影响较大、亦会受初始状态条件限制，极有可能出现在需要进行姿态调整时无法第一时间响应甚至无法响应的现象。

内力矩作用的姿态轨道调整方式中，针对芯片卫星有限负载下传统内力矩调姿方式难以应用的情况，目前已有了一些利用卫星自身构件作为配重的姿态调整方式的研究。芯片卫星的内力矩姿态轨道控制，主要是基于动量矩守恒定理，通过改变卫星主体和附件的相对结构位置，来调整卫星的姿态轨道。相对于外力矩而言，内力矩姿态轨道控制方式有着不受外界环境影响的优点。然而，内力矩姿态轨道调整方式同样有着一些自身难以避免的缺陷。一方面，内力矩姿态调整方式会受限于自身能量储备限制，芯片卫星自身携带能量往往十分有限，且在轨期间可能难以获得良好的再充能环境，因此使用内力矩对芯片卫星调整姿态会大大减少卫星的工作寿命，而且次数和幅度可能无法满足姿态调整需求。另一方面，基于角动量的内力矩姿态轨道调节过程中，对卫星主体的姿态调节必然伴随着卫星相对结构的变化，而受限于卫星结构变化的范围限制，卫星主体姿态调节空间往往有限，而且要想保证卫星的各个部件都保持在应处的合理姿态布局十分困难，需要进行复杂而繁琐的控制与优化。

综上所述，芯片卫星上自身所负载的姿态调整方式和能力都很有限，依靠外部环境力矩进行调姿的方式受限于初始状态条件，可能根本无法启动；依靠内力矩进行调姿的方式受限于卫星结构变化的范围限制和负载能源限制，可能无法满足姿态调整的需求。因此，一方面，随意散布的芯片卫星很有可能无法把姿态调整到其工作所需的初始姿态；另一方面，当芯片卫星初始姿态出现严重偏差或扰动时，往往不能实现自身姿态的稳定。

发明内容

本发明提供了一种芯片卫星群及其散布方法；能够在各个芯片卫星实现散布后达到其初始姿态需求，并且消减了各个芯片卫星的初始姿态扰动，实现了芯片卫星散布后初始姿态的稳定。

本发明的技术方案是：一种芯片卫星群，包括多个芯片卫星，芯片卫星之间通过可控转动连接机构连接，芯片卫星中的头端芯片卫星通过可控转动连接机构连接芯片卫星散布器；所述可控转动连接机构包括可控转动机构，可控转动机构的两端设置有可张合钳口；所述可张合钳口用于连接芯片卫星或芯片卫星散布器。

更进一步的，本发明的特点还在于：

其中可控转动连接机构并联或串联连接芯片卫星。

其中可控转动机构包括弹性铰接结构，弹性铰接结构的两端设置有可张合钳口。

其中可控转动机构为包括性弹片结构，柔性弹片结构的两端设置有可张合钳口。